渦槳飛機螺旋槳滑流氣動干擾效應分析

王江三 王福新

摘 要 在渦槳飛機氣動設計實踐中，怎樣減少螺旋槳滑流對飛機各氣動部件形成的影響是重難點之一。本文以一雙發(fā)渦槳支線客機為研究對象，基于數(shù)字模擬手段，探析渦槳飛機螺旋槳滑流氣動干擾效應。通過研究發(fā)現(xiàn)，在滑流因素作用下，全機升力與阻力均有上升，升阻比與縱向靜穩(wěn)定度有跌落趨勢，其還會于無側滑狀態(tài)下形成滾轉力矩與偏航力矩。

關鍵詞 渦槳飛機;螺旋槳滑流;數(shù)值模擬;流氣動干擾

1數(shù)值方法

1.1 控制方程及其對應的離散度

使用有限體積法離散求得三維可壓縮非定常RANS方程;針對黏性項，使用二階中心差分格式行離散處理，無黏項通量離散度，借用Roe格式與3階MUSCL插值法測得;時間推進項利用隱式LU-SGS雙時間法。

1.2 搭接面通量插值

深度剖析動態(tài)面搭接算法的基本原理，發(fā)現(xiàn)其是把流場細化為兩個區(qū)域，即環(huán)繞螺旋槳的圓柱形區(qū)及外部靜止區(qū)，在具體測算過程中前區(qū)網格圍繞旋轉軸轉行，于搭接面上兩區(qū)進行通量的雙向插值。結合既往文獻資料，確立如下差值關系[1]：

式中，、分別對應的是目標網格單元中心、源網格單元中心的流場變量;依次為源網格單元中心處與方向對應的流場變量梯度。

2構建模型與網格

本次研究中所選用的目標對象為一雙發(fā)渦槳支線客機，其對應的計算模型見圖1所示。

利用ICEM-CFD規(guī)劃出數(shù)個結構網格，要求近壁面首層網格高程符合y+≤1。為確保左右兩端網格的統(tǒng)一性，建議先生成半模的網格，隨后利用鏡像、平移等操作構建全模網格。帶動力構型靜止域、旋轉域對應的網格數(shù)目依次為6900萬、600萬[2]。

圖1? 背景飛機計算模型結構示意圖

3計算結果與分析

3.1 計算和試驗的比較

背景飛機于荷蘭的DNW-LIF大型低速風洞8×6m試驗階段進行了測壓測力試驗，試驗中選用1：6的縮比模型。計算模型與試驗模型等同，計算參數(shù)和試驗維持統(tǒng)一。自由來流馬赫數(shù)是0.2，氣動弦長的雷諾數(shù)平均值大概為200萬，側滑角是0°。帶動力構型螺旋槳前進比、拉力系數(shù)依次為1.7、0.05。

采用非定常測算帶動力構型，各物理時間步螺旋槳轉動0.25°采用監(jiān)測氣動力系數(shù)的形式去辨識收斂狀況，各狀態(tài)均要測算10～15個周期。本文中涉及的計算涵蓋了24個CPU核，用2個節(jié)點予以并行計算，一個旋轉周期對應時間約為30h。因背景飛機使用了6葉螺旋槳，故而氣動力于一個周期會呈現(xiàn)出6次規(guī)律性的波動。

滑流對全機氣動力形成的影響表現(xiàn)出典型的非定常特征，為和試驗測試結果進行比較，應在測算收斂狀況后，對一個周期中的氣動力予以平均處理。發(fā)現(xiàn)在滑流的影響下，全機升力系數(shù)與阻力系數(shù)指標會有不同程度的增加，升阻比與縱向靜穩(wěn)定性均有跌落趨勢。但因巡航狀態(tài)下螺旋槳拉力系數(shù)偏小，氣動力并沒有出現(xiàn)明顯波動。對計算精確度進行分析，發(fā)現(xiàn)在-3°～8°迎角的線性區(qū)段中，帶動力構型升力系數(shù)測算偏差≤±3%，向靜穩(wěn)定度偏差≤±5%，阻力系數(shù)測算偏差較大，偏差最大值達到了16%，造成阻力系數(shù)偏差較大的原因可能是因為測算過程中應用了全端假設，以致摩擦阻力顯著大于試驗結果。

在滑流的影響下，飛機在無側滑時形成了滾轉力矩與偏航力矩，但因其對應的量值極小，故而精確測算的難度偏大。盡管在具體測得量值上存在一定差異，但測算得到的滾轉力矩系

數(shù)和偏航力矩系數(shù)伴隨迎角而表現(xiàn)出的變化走勢和試驗大體維持一致。由-3°～18°范圍內滾轉力矩系數(shù)呈現(xiàn)出“增→減→增”的走勢，整個曲線由兩個較為顯著的拐點，試驗測得曲線拐點分別位于1.5°與16.1°，實際測算得到的曲線拐點位于0°與16.1°。航力矩系數(shù)的改變和滾轉力相反，同樣存在2個較為明顯的拐點，實驗得出曲線拐點位于0.5°與16.1°，計算得曲線拐點位于1.8°與14.3°。

4滑流對機翼形成的影響分析

在小迎角下，針對滑流對機翼形成影響的研究日益成熟，故而本次主要分析在大迎角下滑流對機翼分離屬性形成的影響。對14°迎角下帶動力構型以及無動力構型的全機表面極限流線進行分析，發(fā)現(xiàn)在螺旋槳下行運動一端，滑流對翼面的流動分離形成明顯的以致作用;而在上行運動一端，翼面流動分離并沒有出現(xiàn)顯著改善。通過計算測得，滑流對各截面分離方位形成的影響趨向和試驗研究大體維持一致[3]。

之所以能對螺旋槳下行運動一端的流動分離形成有效抑制，得力于滑流旋轉減少了本地迎角度數(shù)，延遲了流動分離時間。而在上行運動一端，滑流的旋轉拓展了本地的迎角，促進了分離進程。

5結束語

本次研究所羅列的計算方法能較為精確的評估出滑流對氣動力分布情況形成的影響。研究結果表明，在滑流的作用下，全機升力與阻力系數(shù)均有增加，而升阻比和縱向靜穩(wěn)定性均有跌落，其在無側滑時形成了滾轉力矩以及偏航力。

參考文獻

[1] 王科雷，周洲，祝小平，等.低雷諾數(shù)多螺旋槳/機翼耦合氣動設計[J].航空學報，2018，39（8）：71-87.

[2] 蔣鵬.MA60渦槳飛機螺旋槳加溫系統(tǒng)改進研究[J].無線互聯(lián)科技，2017，17（12）：147-148.

[3] 王科雷，周洲，祝小平.耦合多螺旋槳滑流影響的低雷諾數(shù)機翼設計[J].航空學報，2017，38（6）：115-127.